公开(公告)号：KR1020100070685A

公开(公告)日：2010-06-28

申请号：KR1020080129340

申请日：2008-12-18

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 구삼옥

IPC: B64F1/02 ,  B64D1/22

Abstract: PURPOSE: A recovery system for an unmanned aircraft is provided to allow a flying unmanned aircraft to safely return to a place without a runway by hanging a latch of a recovery cable attached to the unmanned aircraft on a recovery cable of the ground. CONSTITUTION: A recovery system for an unmanned aircraft comprises a first recovery unit(10), a second recovery unit(20), and a supporting part(30). The first recovery unit is installed and allows the position change thereof with respect to an unmanned aircraft body(F) and includes a first recovery cable and a latch(13). The second recovery unit is interconnected with the first recovery unit and clinches the flying unmanned aircraft body. The supporting unit supports and controls the height of the second recovery unit. The first recovery cable is wound in a first winder(12) of the unmanned aircraft body and selectively released.

Abstract translation: 目的：提供无人驾驶飞机的恢复系统，使飞行的无人驾驶飞机能够安全地返回到没有跑道的地方，将连接在无人驾驶飞机上的回收缆线的闩锁悬挂在地面的回收缆线上。 构成：无人飞行器的回收系统包括第一回收单元（10），第二回收单元（20）和支撑部分（30）。 第一恢复单元被安装并且允许其相对于无人驾驶飞机主体（F）的位置改变，并且包括第一恢复缆索和闩锁（13）。 第二回收单元与第一回收单元相互连接，并与飞行的无人机体抵接。 支撑单元支撑并控制第二回收单元的高度。 第一恢复电缆被卷绕在无人机体的第一络纱机（12）中并选择性地释放。

公开(公告)号：KR1020080101548A

公开(公告)日：2008-11-21

申请号：KR1020070048784

申请日：2007-05-18

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 이명규 ,  김재무 ,  구삼옥 ,  장성호

IPC: G01N3/08 ,  G01N3/00

CPC classification number: G01N3/08 ,  G01M13/00 ,  G01N3/22 ,  G01N2203/0017 ,  G01N2203/0021

Abstract: A testing device of a tension-torsion strap for tilt rotor hub can perform a tensile strength test and a torsion test of the tension-torsion strap which is the essential component of the tilt rotor hub at the same time. A load testing device(10) of a tension-torsion strap(100) mounted on a tilt rotor hub of aircraft comprises a housing(11) in which the tension-torsion strap is received; a tension load applying portion(200) connected to both sides of the tension-torsion strap in order to apply tension load; a torsion load applying portion(300) connected to one side of the tension-torsion strap in order to apply torsion load; a first measuring unit(210) equipped in the tension load applying portion in order to measure the tensile strength; and a second measuring unit(310) equipped in the torsion load applying portion to measure the torsion load.

Abstract translation: 用于倾斜转子轮毂的张力扭力带的测试装置可以同时执行作为倾斜转子毂的基本部件的张力扭力带的拉伸强度试验和扭转试验。 安装在飞行器的倾斜转子毂上的张力扭力带（100）的载荷测试装置（10）包括一个承受拉力扭力带的壳体（11）; 张力负荷施加部分（200），连接到张力扭力带的两侧以施加张力负荷; 扭转负载施加部分（300），连接到张力扭转带的一侧以施加扭转载荷; 设置在张力负载施加部分中以测量拉伸强度的第一测量单元（210）; 以及配备在所述扭转载荷施加部中以测量所述扭转载荷的第二测量单元（310）。

公开(公告)号：KR100799122B1

公开(公告)日：2008-01-29

申请号：KR1020070029459

申请日：2007-03-26

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 장성호 ,  최성욱 ,  김재무 ,  구삼옥 ,  이주영 ,  이명규

IPC: B64C11/02 ,  B64C27/473 ,  B64C27/54

Abstract: A tension-torsion strap and a hub device having the same are provided to reduce the time required for the assembly and construction of the hub device with minimizing the reconstruction of the tension-torsion strap through a simple construction. A hub device(100) having a tension-torsion strap(600) includes a hub flexure(300), and a pitch cage(400). The pitch cage is connected to a blade(500). The hub flexure is fixed at a rotor shaft and has a hollow space inside thereof. The tension-torsion strap is inserted in the hub flexure. The hub flexure is coupled with the tension-torsion strap by a hub flexure connecting pin(310). The pitch cage is mounted on an opposite side of the tension-torsion strap inserted in the hub flexure. The pitch cage fixes the blade and the tension-torsion strap by the pitch cage pin.

Abstract translation: 提供了一种拉力扭力带和具有该拉力扭力带的轮毂装置，以通过简单的结构最小化拉伸扭力带的重建来减少轮毂装置的组装和构造所需的时间。 具有张力扭力带（600）的轮毂装置（100）包括轮毂挠曲件（300）和间距保持架（400）。 节距笼连接到叶片（500）。 轮毂挠曲件固定在转子轴上并且在其内部具有中空空间。 拉力扭力带插入轮毂弯头。 轮毂挠曲通过轮毂挠曲连接销（310）与张力扭力带联接。 间距保持架安装在插入轮毂挠曲件的张力扭力带的相对侧。 节距笼通过俯仰笼销固定刀片和张力扭力带。

公开(公告)号：KR100611566B1

公开(公告)日：2006-08-10

申请号：KR1020050054942

申请日：2005-06-24

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 장성호 ,  구삼옥

IPC: B64D37/32 ,  B64D33/00

Abstract: 본 발명은 방빙장치를 포함하는 엔진에 관한 것이다. 본 발명의 엔진은 배기관을 통하여 배출되는 고온의 배기가스를 이용하는 방빙장치를 포함하며, 방빙장치는 배기관이 내부를 관통하며 외부의 공기가 유입될 수 있는 공기 유입용 홀 및 내부의 공기가 유출될 수 있는 공기 유출용 홀이 형성되는 열교환부 및 공기 유출용 홀로부터 유입된 공기를 기화기에 공급하는 공기 유도관을 포함하는 것을 특징으로 한다. 이와 같은 본 발명은 엔진의 배기 가스를 이용하는 방빙 장치를 포함함으로써 엔진의 구조 변경 없이 결빙을 방지할 수 있을 뿐만 아니라 엔진의 출력 저하를 막을 수 있다.

Abstract translation: 本发明涉及一种包括制冰装置的发动机。 本发明的发动机包括：使用通过排气管排出的高温废气的防冰装置和所述室德 - 除冰垫撞击排气管穿过并成为孔的和内部在外部空气中的空气可被引入到所述入口空气出口的内部 以及用于将从空气流出孔引入的空气供给到汽化器的吸气管。 此本发明不仅能够防止没有结构改变到发动机冷冻通过包括利用发动机的废气中的除冰装置以停止发动机输出的降低。

公开(公告)号：KR1020030050840A

公开(公告)日：2003-06-25

申请号：KR1020010081374

申请日：2001-12-19

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 구삼옥

IPC: B64C3/10

CPC classification number: B64C3/14 ,  B64C2003/145 ,  Y02T50/16

Abstract: PURPOSE: A blade shape is provided to improve the structural stability of a blade by partially transforming the shape of a trailing-edge. CONSTITUTION: A blade comprises a strong blade structure(1) to take a structural load and a soft trailing-edge(2). In blowing sudden strong blast from below, the shape of the trailing-edge is transformed to change the flowing angle in the end of the blade. Thereby, the sudden increase of a load against the blade is prevented by preventing the sudden increase of a circulation against the blade structure. In the downward air flow through the strong blast or the turbulence, the trailing-edge is transformed to prevent the sudden change of the load against the blade. Thereby, the structural strength of the blade is improved.

Abstract translation: 目的：提供叶片形状以通过部分地改变后缘的形状来改善叶片的结构稳定性。 构成：叶片包括强叶片结构（1）以承受结构载荷和柔软的后缘（2）。 在从下方吹出强烈的突然爆炸的情况下，后缘的形状被改变以改变叶片末端的流动角度。 因此，通过防止对叶片结构的循环的突然增加来防止对叶片的负载的突然增加。 在通过强风或湍流的向下空气流中，后缘被变换以防止负载突然变化。 由此，能够提高叶片的结构强度。

公开(公告)号：KR200305278Y1

公开(公告)日：2003-02-25

申请号：KR2020020036391

申请日：2002-12-05

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 장성호 ,  구삼옥

IPC: G01M15/00

Abstract: 본 고안은 항공기용 소형엔진의 공연비와 배기온도를 측정함에 있어 동시에 두 센서로 배기가스에 접촉할 수 있도록 소형엔진의 배기구에 일체형의 배기관을 구성한 것으로,
항공기용 소형엔진의 배기구보다 큰 일반 자동차용 엔진의 공연비 센서를 사용하여 소형엔진의 공연비를 측정하고 동시에 온도측정을 용이하게 하며 소형엔진의 진동으로부터 두 센서를 보호하면서 소형엔진의 배기가스를 원활히 배출되도록 유도하는 소형엔진 배기가스측정을 위한 공연비와 온도센서 일체형 배기관에 관한 것이다.
본 고안은 항공기용 소형엔진의 배기가스를 측정하기 위한 자동차용 공연비 센서와 온도센서가 연결되는 배기관(1)과,
상기 배기관(1)의 중앙에서 일측으로 돌출되어 소형엔진에 연결되는 소형엔진 배기가스 진입로(5)와,
상기 배기가스 진입로(5)의 반대편에서 설치되며 진입된 배기가스를 배출시키는 배기가스 배출구(4)를 동시에 구성할 수 있도록 함을 특징으로 하는 것이다.

公开(公告)号：KR100361967B1

公开(公告)日：2002-11-23

申请号：KR1019990066213

申请日：1999-12-30

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 구삼옥 ,  김증욱 ,  황창전 ,  남궁호웅

IPC: B64C3/00

Abstract: 본발명은항공기의날개연결부위에발생되는응력을완화시켜구조적안전성을향상시키고중량을감소시킬수 있도록하는것으로서로연결된주날개 (Joined Wing)나수평및 수직꼬리날개의연결부분에경첩과페어링을사용하여항공기의진동이나공기력에의한변형에도연결부위가견딜수 있도록하는항공기날개결합부의응력경감구조에관한것이다. 종래항공기는꼬리날개를직접연결함으로써두개의붐이운용중에진동및 공기력에의한변형이발생시연결부위에고도의응력이부과되고한쪽편꼬리날개의하중이다른편꼬리날개로전달되어균열이발생할염려가크며, 이를방지하기위하여구조물의중량이커지는문제가있었다. 따라서본 발명은시옷자형이나디귿자형으로각을이루고만나는두개의날개를서로연결해주는경첩과경첩의주변공간을페어링으로막아주어꼬리날개의변형으로인한손상방지및 수명연장, 구조물의중량을감소시키는것이다.